空氣噴氣發動機所需空氣的進口和通道。進氣道不僅供給發動機一定流量的空氣，而且進氣流場要保證壓氣機和燃燒室正常工作。渦輪噴氣發動機壓氣機進口流速的馬赫數約為0.4，對流場的不均勻性有嚴格限制。在飛行中，進氣道要實現高速氣流的減速增壓，將氣流的動能轉變為壓力能。隨著飛行速度的增加，進氣道的增壓作用越來越大，在超音速飛行時的增壓作用可大大超過壓氣機，所以超音速飛機進氣道對提高飛行性能有重要的作用。
基本介紹
- 中文名：進氣道
- 外文名：aircraft intake/aircraft inlet
概述,亞音速進氣道,超音速進氣道,進氣口的位置,可調進氣道,
概述
進氣由飛機上的進口（或發動機短艙進口）至發動機進口所經過的一段管道稱為發動機的進氣道。現代飛機的特點是飛行速度和高度變化範圍大。殲擊機還要經常在大迎角、大側滑角狀態下飛行。在一切飛行狀態下進氣道都應保證：發動機所需要的空氣流量；能量損失小;流場均勻穩定;外部阻力低。高速狀態性能好的進氣道一般來說低速性能則要差一些，這在超音速飛機上尤其突出。在大迎角下進氣道的性能顯著惡化，流場不均勻性增大，以致引起進氣道和發動機工作不穩定。此外，進口處的流場還要受到飛機其他部分，如機身、機翼的影響。進氣道所占容積較大，對飛機的外形、內部安排以及其他部件的工作也有影響。
亞音速進氣道
進氣口前緣較為鈍圓，以避免低速起飛時進口處氣流分離。內部通道多為擴散形。在最大速度或巡航狀態下，進入氣流的減速增壓過程大部分在進口外面完成，通道內的流體損失不大，因而有較高的效率。亞音速進氣道在超音速工作時，進氣口前會產生脫體正激波，超音速氣流經過正激波減為亞音速，這時能量損失增大（激波損失）。激波前速度越大，損失也越大。但是，亞音速進氣道構造簡單、重量輕，在馬赫數為1.6以下的低超音速飛機上也廣為採用。
超音速進氣道
超音速進氣道通過多個較弱的斜激波實現超音速氣流的減速。超音速進氣道分為外壓式、內壓式和混合式三類。①外壓式進氣道：在進口前裝有中心錐或斜板，以形成斜激波減速，降低進口正激波的強度，從而提高進氣減速增壓的效率。外壓式進氣道的超音速減速全部在進氣口外完成，進氣口內通道基本上是亞音速擴散段。按進氣口前形成激波的數目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外壓式進氣道的缺點是阻力大;②內壓式進氣道:為收縮擴散形管道，超音速氣流的減速增壓全在進口以內實現。設計狀態下，氣流在收縮段內不斷減速至喉部恰為音速，在擴散段內繼續減到低亞音速。內壓式進氣道效率高、阻力小，但非設計狀態性能不好，起動困難，在飛機上未見採用；③混合式進氣道：是內外壓式的折衷。
進氣口的位置
進氣道按其在飛機上的位置不同大體上分為正面進氣和非正面進氣。①正面進氣：進氣口位於機身或發動機短艙頭部，進氣口前流場不受干擾，其優點是構造簡單。機身頭部正面進氣口的最大缺點是機身頭部不便於放置雷達天線，同時進氣道管也太長；②非正面進氣：包括兩側進氣、翼根進氣、腹部進氣和翼下進氣。它們在不同程度上克服了機頭正面進氣的缺點。在非正面進氣方案中須防止進氣口前面貼近機身或機翼表面的一層不均勻氣流（附面層）進入進氣道。為此，進氣口與機身或機翼表面要隔開一定距離，並設計一定的通道把附面層抽吸掉，這相應地會增加一些阻力。腹部和翼下進氣充分利用了機身或機翼的有利遮蔽作用，能減小進氣口處的流速和迎角，從而改善進氣道的工作條件。
可調進氣道
在超音速條件下，不可調進氣道只在設計狀態下能與發動機協調工作，這時進氣道處於最佳臨界狀態。在非設計狀態下，譬如改變飛行速度，進氣道與發動機的工作可能不協調。當發動機需要空氣量超過進氣道通過能力時，進氣道處於低效率的超臨界狀態。當發動機需要空氣量低於進氣道通過能力時，進氣道將處於亞臨界溢流狀態。過分的亞臨界狀態使阻力增加，並引起進氣道喘振。為了使進氣道在非設計狀態下也能與發動機協調工作（即進氣道與發動機匹配），提高效能，廣泛套用可調進氣道。常用的方法是調節喉部面積和斜板角度，使進氣道的通過能力與發動機的要求一致。另外，在亞音速擴散通道處設有放氣門，將多餘的空氣放掉，不使進氣道處於亞臨界溢流狀態。同時，為了解決起飛狀態進氣口面積過小的問題，還設定有在低速能被吸開的輔助進氣口。
